超级军网转载，我国发动机将有重大突破
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/24 16:04:22
北京科技大学新金属材料国家重点实验室称，具有我国独立知识产权的新一代航空航天用发动机材料－－高温高性能高铌钛铝合金材料即将步入产业化阶段，这一技术将使我国航空航天发动机材料居世界领先水平。
北科大新金属材料国家重点实验室经过20年的研究，发展了高温高性能高铌钛铝合金，它比先进国家现在使用的一般铌钛铝合金有更高的使用温度。高温高性能高铌钛铝合金可以替代高性能变形镍基高温合金，密度大约是镍基高温合金的一半，使部件有显著的减少重量的作用。
据介绍，高铌钛铝合金的应用将开辟航空航天、船舰、汽车等重要领域的新发展，使现有装备得到突破性发展。
耐高温材料一般用于制造喷气式发动机的涡轮叶片。在工作过程中，现代喷气发动机的涡轮叶片通常要承受1600-1800摄氏度的高温，同时还要承受300米/秒左右的风速，以及由此带来的巨大的空气压力，工作环境极为恶劣。现代涡轮叶片通常采用定向凝固的单晶材料制造，还要在内部开辟风冷通道，工艺极其复杂，被誉为现代工业皇冠上的明珠。新型高温高性能高铌钛铝合金可以进一步提高涡轮叶片的耐高温能力，从而允许提高发动机进气口温度，进而增加发动机推力。
高温高性能高铌钛铝合金密度大约是镍基高温合金的一半，使用它制作发动机高温部件可以大大减轻发动机重量，从而提高发动机的推重比。
发动机推重比是评价现代喷气式发动机的主要指标之一，它对飞机性能有着决定性的作用。目前世界先进发动机的推重比一般在7.5-9.0之间，美国F-119发动机这一数值能达到11.0，是世界最好的涡扇发动机。高温高铌钛铝合金能够从增加推力和降低重量两方面提高发动机推重比，对我国航空工业有着十分重要的作用北京科技大学新金属材料国家重点实验室称，具有我国独立知识产权的新一代航空航天用发动机材料－－高温高性能高铌钛铝合金材料即将步入产业化阶段，这一技术将使我国航空航天发动机材料居世界领先水平。
北科大新金属材料国家重点实验室经过20年的研究，发展了高温高性能高铌钛铝合金，它比先进国家现在使用的一般铌钛铝合金有更高的使用温度。高温高性能高铌钛铝合金可以替代高性能变形镍基高温合金，密度大约是镍基高温合金的一半，使部件有显著的减少重量的作用。
据介绍，高铌钛铝合金的应用将开辟航空航天、船舰、汽车等重要领域的新发展，使现有装备得到突破性发展。
耐高温材料一般用于制造喷气式发动机的涡轮叶片。在工作过程中，现代喷气发动机的涡轮叶片通常要承受1600-1800摄氏度的高温，同时还要承受300米/秒左右的风速，以及由此带来的巨大的空气压力，工作环境极为恶劣。现代涡轮叶片通常采用定向凝固的单晶材料制造，还要在内部开辟风冷通道，工艺极其复杂，被誉为现代工业皇冠上的明珠。新型高温高性能高铌钛铝合金可以进一步提高涡轮叶片的耐高温能力，从而允许提高发动机进气口温度，进而增加发动机推力。
高温高性能高铌钛铝合金密度大约是镍基高温合金的一半，使用它制作发动机高温部件可以大大减轻发动机重量，从而提高发动机的推重比。
发动机推重比是评价现代喷气式发动机的主要指标之一，它对飞机性能有着决定性的作用。目前世界先进发动机的推重比一般在7.5-9.0之间，美国F-119发动机这一数值能达到11.0，是世界最好的涡扇发动机。高温高铌钛铝合金能够从增加推力和降低重量两方面提高发动机推重比，对我国航空工业有着十分重要的作用
北科大新金属材料国家重点实验室经过20年的研究，发展了高温高性能高铌钛铝合金，它比先进国家现在使用的一般铌钛铝合金有更高的使用温度。高温高性能高铌钛铝合金可以替代高性能变形镍基高温合金，密度大约是镍基高温合金的一半，使部件有显著的减少重量的作用。
据介绍，高铌钛铝合金的应用将开辟航空航天、船舰、汽车等重要领域的新发展，使现有装备得到突破性发展。
耐高温材料一般用于制造喷气式发动机的涡轮叶片。在工作过程中，现代喷气发动机的涡轮叶片通常要承受1600-1800摄氏度的高温，同时还要承受300米/秒左右的风速，以及由此带来的巨大的空气压力，工作环境极为恶劣。现代涡轮叶片通常采用定向凝固的单晶材料制造，还要在内部开辟风冷通道，工艺极其复杂，被誉为现代工业皇冠上的明珠。新型高温高性能高铌钛铝合金可以进一步提高涡轮叶片的耐高温能力，从而允许提高发动机进气口温度，进而增加发动机推力。
高温高性能高铌钛铝合金密度大约是镍基高温合金的一半，使用它制作发动机高温部件可以大大减轻发动机重量，从而提高发动机的推重比。
发动机推重比是评价现代喷气式发动机的主要指标之一，它对飞机性能有着决定性的作用。目前世界先进发动机的推重比一般在7.5-9.0之间，美国F-119发动机这一数值能达到11.0，是世界最好的涡扇发动机。高温高铌钛铝合金能够从增加推力和降低重量两方面提高发动机推重比，对我国航空工业有着十分重要的作用北京科技大学新金属材料国家重点实验室称，具有我国独立知识产权的新一代航空航天用发动机材料－－高温高性能高铌钛铝合金材料即将步入产业化阶段，这一技术将使我国航空航天发动机材料居世界领先水平。
北科大新金属材料国家重点实验室经过20年的研究，发展了高温高性能高铌钛铝合金，它比先进国家现在使用的一般铌钛铝合金有更高的使用温度。高温高性能高铌钛铝合金可以替代高性能变形镍基高温合金，密度大约是镍基高温合金的一半，使部件有显著的减少重量的作用。
据介绍，高铌钛铝合金的应用将开辟航空航天、船舰、汽车等重要领域的新发展，使现有装备得到突破性发展。
耐高温材料一般用于制造喷气式发动机的涡轮叶片。在工作过程中，现代喷气发动机的涡轮叶片通常要承受1600-1800摄氏度的高温，同时还要承受300米/秒左右的风速，以及由此带来的巨大的空气压力，工作环境极为恶劣。现代涡轮叶片通常采用定向凝固的单晶材料制造，还要在内部开辟风冷通道，工艺极其复杂，被誉为现代工业皇冠上的明珠。新型高温高性能高铌钛铝合金可以进一步提高涡轮叶片的耐高温能力，从而允许提高发动机进气口温度，进而增加发动机推力。
高温高性能高铌钛铝合金密度大约是镍基高温合金的一半，使用它制作发动机高温部件可以大大减轻发动机重量，从而提高发动机的推重比。
发动机推重比是评价现代喷气式发动机的主要指标之一，它对飞机性能有着决定性的作用。目前世界先进发动机的推重比一般在7.5-9.0之间，美国F-119发动机这一数值能达到11.0，是世界最好的涡扇发动机。高温高铌钛铝合金能够从增加推力和降低重量两方面提高发动机推重比，对我国航空工业有着十分重要的作用
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仅仅是材料上有突破，制造工艺和设计水平还有很长的路要走呢。不过还是顶一下，毕竟饭是一口一口吃的。
另外，性价比如何？文章中没提到。
另外，性价比如何？文章中没提到。
产业化路漫漫
陈国良:顺势抢先，不断开辟科研新方向
科学时报 作者：刘英楠
"顺应学科发展趋势、国家需求和社会发展规律，不断开辟新的研究领域和研究方向，依靠群体的共同奋斗求得科研的持久发展，是现代科技人员取得成功的最为重要的保证条件。"著名金属材料学家、中国工程院院士陈国良日前表示，自己50年科研不断取得重要突破，全靠"及时顺势，抢先一步"，始终站在科学发展的前沿。
近日，在北京科技大学主办的"中国材料名师讲坛"第十讲上，陈国良院士接受了该校党委书记罗维东颁发的美国金属学会杰出成就奖(ASM Fellow)，并向到会的专家及青年学生等作了《遵循科学发展观，不断开辟研究新方向》的报告。在报告中，他结合自己数十年科研教学的经验指出，科学发展速度越来越快，要求科研工作者不断开辟新的研究领域和方向，并把自主创新能力作为科技发展的战略基点。
及时顺势，"早"出成果
"科学发展有其规律可循。以材料学为例，一项新材料从科学发现到工程应用，要经历新概念探索--实验室研究--实验室突破--实验室原型--工程化技术及市场接受--小规模产业化--稳定大规模生产等为期很长的发展阶段。总的来说，每一轮研究热潮的出现，总是以某项新材料、新工艺和新技术的发现或某项难点的突破为增长点。现在，这些增长点出现得越来越快，要在每一轮发展中占据好的位置，就必须抓住它们，在探索阶段提早进入实验室预研。"
他认为，这种以"热潮"为特征的发展规律，对不同层次的科技研究都有效。他指出，"现在，作为大领域的研究热潮，每20～25年出现一次；对一项具体研究内容来说，这个时间则已缩短到5～8年。"
陈国良院士长期从事高温合金研究，在解决铁基合金的晶界脆性、提高歼六飞机发动机涡轮盘质量等关键材料和部件制造及工程化推广应用等方面做出了重大贡献。因在高温结构材料(包括高温合金和金属间化合物)研究中的突出表现，他此次获授ASM Fellow。
"我从事科研教学的经历，实际上就是不断开辟研究新方向、发现新技术的过程。"据陈国良本人介绍，他1955年9月毕业于北京钢铁学院(现北京科技大学)金相热处理专业并留校工作，工作以来就屡屡介入新的研究领域，1960年受命成立高温合金专业，1987年投身金属间化合物结构材料研究，1996年着手进行大块金属玻璃合金研究，2004年开始研究核电材料及材料寿命，现在发展势头都非常好；刚刚介入不久的铁-硅系新材料，也已率先取得了0.03毫米冷轧高硅硅钢片这一不俗的成绩。为配合材料研究的发展，他主持引进了相分析(金相图谱)、细晶铸造、喷射成形、同步辐射等技术，其中引进纳米力学探针的时间为远东最早。
陈国良认为，正因为自己及时介入新的研究领域，才能抢先一步，和学生、同事一起在多个方向取得突破。例如成果最为突出的高温合金领域，他1960年开设高温合金专业、开始相关研究，1980年即作为第一作者获得了第四届高温合金国际会议(美国)唯一最佳论文奖，并取得了国家专利。
源头创新，紧盯应用
"大学教授应该站在科学前沿，靠知识和信息的先导性，以先行研究为强有力手段，在研究热潮刚开始的时候就提前介入，即靠'先行'取胜；同时，还应注重选题的新颖性、先进性，靠'水平'取胜；并要有意识地利用所在学校的优势、特色开展研究，即靠'特长'取胜；或者是利用其他同行的基础、结合自己的工作特长，力求在合作中达到共赢，即靠'合作'制胜。"陈国良院士总结的"大学研究制胜兵法"所强调的创新精神，对所有科研工作来说都是首要"配件"。
陈国良说："我们的科技工作，大部分是跟踪中创新，产业化时是集成创新，只有少部分是源头创新，然而不得不承认，创新正是研究工作的精髓。"他说，他们1987年率先发起的高温钛铝合金研究，之所以发展成为国内外研究的热点，就是由于创新性强。在他们的源头创新带动下，国际同行开始广泛研究高温钛铝合金：2002年，美、英、德、日相继立项，研究用其制作飞机叶片、轮盘和汽车部件等；2003年，高温钛铝合金实验室研究成熟并向生产(汽车)转化；2004年，利用高温钛铝合金工艺生产的盘、棒、板陆续出现；进入2005年，高温钛铝合金开始在更多领域走向产业化。
几乎是在同时，他们还开始了高铌钛铝合金的研究。该研究起点高、基础研究好，1990年首次在国际会议上发表相关论文，1991年取得了第一个合金发明专利，1993年就有媒体对这一合金系统进行了全面报道，目前他们已在该领域累计发表论文115篇。
"科技本身的发展是科技人员研发工作的推动力，国家需求是科研工作面临的机遇和挑战，而抓住机遇的能力，取决于人的素质及其科研工作的质量。"陈国良说，"对研究人员来说，创新首先是一种思维和意识，随时随处都能表现出来；又是一种自我要求和工作态度，是有人格、有水平、受人尊敬的学者应该具有的责任感；更是一种能力，这种能力来自扎实的基础、站在学术前沿高瞻远瞩的胸怀和眼光。"
他特别强调，创新的另一种能力是交流和合作，特别是与"学术高端"合作的能力。陈国良衷心希望，通过老一辈优秀科学家的言传身教，掌握这种能力的青年学者能越来越多
Nb-TiAl 金属间化合物研究现状-2000
论述了Nb-TiA1系金属间化合物在高温强度及抗氧化性方面已取得的进展。高熔点组元Nb提高了合金的熔点和有序温度，从而使合金的使用温度达到900°C以上。该体系合金显示出来的潜力具有代替Ni基合金的趋势。
一种高性能TiAl金属间化合物-2000
研究了一种高Nb TiAl基合金两种组织状态下的热压缩性能及高温抗氧化性能。结果表明，片层组织合金比双态组织合金具有较高的高温抗压强度和屈服强度，而塑性较差。Nb的加入有效地提高了TiAl合金的抗氧化性。
发动机用钛合金部件精密铸造工艺的研究-2001
对发动机用钛合金部件精密铸造工艺进行了研究，主要研究了蜡模的制备；低反应活性氧化物陶瓷型壳的制备；Ti-Al-Zr合金组织与性能。结果显示氧化物陶瓷型壳的性能，Ti-Al -Zr合金的组织与性能都达到了预期要求。
TiAl金属间化合物及其连接技术的研究进展-2002
近年来,TiAl金属间化合物由于其密度小、硬度大、耐高温、具有优良的抗氧化能力等独特的性能,因此越来越引起广泛的关注并得到了迅猛的发展.根据目前TiAl金属间化合物被认为是在航空、航天飞行器等军事和民用两者都具有广泛应用前景的高温结构材料,文中介绍了世界范围内TiAl金属间化合物研究发展现状.TiAl金属间化合物有效的运用必须要有可靠的连接技术,因此TiAl金属间化合物的连接问题是其实用化所要面临的问题之一.固态焊接是实现TiAl金属间化合物连接十分有效的方法.文中介绍了TiAl金属间化合物连接技术的发展现状,重点评述了TiAl金属间化合物固态焊接的研究状况,指出了需要深入研究的问题
高铌TiAl基合金热变形组织的均匀化-2003
研究了热加工和热处理对大尺寸高铌TiAl基合金组织均匀化的影响.结果表明,两次包套锻造能够有效地破碎大尺寸高铌TiAl基合金铸态组织.锻造过程中,铸态组织发生较大程度的动态再结晶,合金锻后组织经过热处理未出现残留的粗大的片层组织.合金在凝固中由于偏析形成的高温β相通过热加工和随后的热处理得到了有效的消除,热处理后所获的双态组织均匀且细小.
高铌钛铝合金的制备工艺-2004
研究了高铌TiAl金属间化合物的材料制备工艺。结果表明，感应凝壳熔炼时的合金收得率远远小于自耗熔炼时的合金收得率，因此在熔炼过程中损失主要来自于感应熔炼过程，而感应熔炼过程中合金的损失主要来自于凝壳大小及合金熔液挥发的多少；高铌TiAl合金的成分波动主要是由于凝壳大小波动造成的，感应熔炼完成后合金的Al含量取决于凝壳和合金溶液挥发对合金Al含量的共同影响效果；高铌TiAl合金在熔炼过程中，Nb的含量是在逐渐增加的。经过1200℃，24小时均匀化退火可以消除原始铸态组织的枝晶偏析.
高铌钛铝基合金板材的高温包套轧制-2004
采用高温包套轧制方法在普通轧钢轧机上首次成功的轧制出厚度为2.6 mm的高铌钛铝基合金板材.合金在轧制中的总变形量达到70％.板材表面质量良好,显微组织观察表明合金在轧制中发生了再结晶,但是变形后的组织并没有由于再结晶而明显细化.这主要是由于合金在轧制回炉保温和轧后随炉冷却过程中,长时间停留在高温区间,导致了合金晶粒的长大.
航空发动机用600℃高温钛合金的研究与发展-2005
综述了国内外600℃高温钛合金的发展历程及其应用.分析了各国600℃高温钛合金的成分特点、热加工工艺和组织特点等.提出了我国600℃高温钛合金的研究重点.
大尺寸高铌钛铝合金铸锭的组织-2006
通过金相、扫描电镜、投射电镜、X-射线和能谱等方法对真空自耗+真空自耗凝壳复合熔炼工艺制备的Ti-45％Al-(8～9)％Nb-(W,B,Y)(原子分数)合金大尺寸铸锭的组织进行了分析.结果表明,铸锭组织是由表面细小均匀和大部分存在微观偏析的γ/α2片层团和少量分布于片层团间的γ和β(B2)晶粒组成的近层片组织(NL).大部分组织含有明显的γ聚集区,片层团的尺寸为75μm,平均片层厚度为700 nm.β以不规则形状存在于片层团间或以片状和块状存在于片层团内.另外有大量长达60 μm的棒状和针状硼化物.
合金元素Y对高铌TiAl高温合金长期抗氧化性的影响-2006
研究不同含Y量对高铌TiAl合金在900℃恒温条件下,1000h的抗氧化性的影响.结果发现,从长期看,氧化速率、氧化膜结构以及氧化膜抗剥落能力均与Y含量有关.在900℃等温氧化条件下,0.4 at﹪Y含量能有效提高高铌TiAl合金的抗氧化性,而高Y含量对与抗氧化性的负面影响在氧化初始阶段已经十分明显.通过对氧化后样品SEM和EDS分析发现,适量Y元素的加入可以细化氧化物颗粒,促使合金表面形成连续Al2O3保护膜,提高氧化膜与合金基体的粘附性,从而提高高铌TiAl合金的高温长期抗氧化性.
航空用钛合金的研究与应用进展-2006
钛合金以其比强度高、耐腐蚀性好等特点在航空航天领域得到了广泛的应用.从高强钛合金(Ti-1023,Ti-15-3,(-21S,BT22,TB10)、高温钛合金(Ti-6242S,Ti-1100,IMI834,BT36,Ti-60)、阻燃钛合金(Alloy C,BTT-1,BTT-3,Ti-40)和损伤容限钛合金(Ti-6Al-4VELI,Ti-6-22-22S,TC21) 4个研究领域重点介绍了国内外航空用钛合金的研究和应用现状,分析了各领域典型航空用钛合金的成分、组织、性能等特点,并提供了钛合金发展的方向.
改善TiAl合金高温抗氧化性能的研究进展-2006
综述了改善TiAl合金高温抗氧化性能的近期研究进展,着重介绍了合金元素对TiAl合金高温抗氧化性能的影响、表面改性及抗氧化涂层对改善其高温抗氧化性能的作用等.综合来看,通过合金化并结合先进的表面防护方法是改善TiAl合金800℃以上高温抗氧化性能的非常有效的途径.
看来看去，从资料中现实高铌钛铝合金现阶段只能达到1000左右的工作温度，对动辄一千五六的先进的航空发动机的涡轮进气燃气温度甚至两千度的未来目标来说要走的路还长许多！不过作为我国首先开发出来的高铌钛铝合金先进材料未来还是有非常广阔的前进，现阶段也可以广泛运用到较低温度的发动机涡轮叶片或者其他先进发动机受热较低的位置的部件，利用其轻量化的先天优势对改进和发展我国的航空发动机都会产生非常大的促进作用！
科学时报 作者：刘英楠
"顺应学科发展趋势、国家需求和社会发展规律，不断开辟新的研究领域和研究方向，依靠群体的共同奋斗求得科研的持久发展，是现代科技人员取得成功的最为重要的保证条件。"著名金属材料学家、中国工程院院士陈国良日前表示，自己50年科研不断取得重要突破，全靠"及时顺势，抢先一步"，始终站在科学发展的前沿。
近日，在北京科技大学主办的"中国材料名师讲坛"第十讲上，陈国良院士接受了该校党委书记罗维东颁发的美国金属学会杰出成就奖(ASM Fellow)，并向到会的专家及青年学生等作了《遵循科学发展观，不断开辟研究新方向》的报告。在报告中，他结合自己数十年科研教学的经验指出，科学发展速度越来越快，要求科研工作者不断开辟新的研究领域和方向，并把自主创新能力作为科技发展的战略基点。
及时顺势，"早"出成果
"科学发展有其规律可循。以材料学为例，一项新材料从科学发现到工程应用，要经历新概念探索--实验室研究--实验室突破--实验室原型--工程化技术及市场接受--小规模产业化--稳定大规模生产等为期很长的发展阶段。总的来说，每一轮研究热潮的出现，总是以某项新材料、新工艺和新技术的发现或某项难点的突破为增长点。现在，这些增长点出现得越来越快，要在每一轮发展中占据好的位置，就必须抓住它们，在探索阶段提早进入实验室预研。"
他认为，这种以"热潮"为特征的发展规律，对不同层次的科技研究都有效。他指出，"现在，作为大领域的研究热潮，每20～25年出现一次；对一项具体研究内容来说，这个时间则已缩短到5～8年。"
陈国良院士长期从事高温合金研究，在解决铁基合金的晶界脆性、提高歼六飞机发动机涡轮盘质量等关键材料和部件制造及工程化推广应用等方面做出了重大贡献。因在高温结构材料(包括高温合金和金属间化合物)研究中的突出表现，他此次获授ASM Fellow。
"我从事科研教学的经历，实际上就是不断开辟研究新方向、发现新技术的过程。"据陈国良本人介绍，他1955年9月毕业于北京钢铁学院(现北京科技大学)金相热处理专业并留校工作，工作以来就屡屡介入新的研究领域，1960年受命成立高温合金专业，1987年投身金属间化合物结构材料研究，1996年着手进行大块金属玻璃合金研究，2004年开始研究核电材料及材料寿命，现在发展势头都非常好；刚刚介入不久的铁-硅系新材料，也已率先取得了0.03毫米冷轧高硅硅钢片这一不俗的成绩。为配合材料研究的发展，他主持引进了相分析(金相图谱)、细晶铸造、喷射成形、同步辐射等技术，其中引进纳米力学探针的时间为远东最早。
陈国良认为，正因为自己及时介入新的研究领域，才能抢先一步，和学生、同事一起在多个方向取得突破。例如成果最为突出的高温合金领域，他1960年开设高温合金专业、开始相关研究，1980年即作为第一作者获得了第四届高温合金国际会议(美国)唯一最佳论文奖，并取得了国家专利。
源头创新，紧盯应用
"大学教授应该站在科学前沿，靠知识和信息的先导性，以先行研究为强有力手段，在研究热潮刚开始的时候就提前介入，即靠'先行'取胜；同时，还应注重选题的新颖性、先进性，靠'水平'取胜；并要有意识地利用所在学校的优势、特色开展研究，即靠'特长'取胜；或者是利用其他同行的基础、结合自己的工作特长，力求在合作中达到共赢，即靠'合作'制胜。"陈国良院士总结的"大学研究制胜兵法"所强调的创新精神，对所有科研工作来说都是首要"配件"。
陈国良说："我们的科技工作，大部分是跟踪中创新，产业化时是集成创新，只有少部分是源头创新，然而不得不承认，创新正是研究工作的精髓。"他说，他们1987年率先发起的高温钛铝合金研究，之所以发展成为国内外研究的热点，就是由于创新性强。在他们的源头创新带动下，国际同行开始广泛研究高温钛铝合金：2002年，美、英、德、日相继立项，研究用其制作飞机叶片、轮盘和汽车部件等；2003年，高温钛铝合金实验室研究成熟并向生产(汽车)转化；2004年，利用高温钛铝合金工艺生产的盘、棒、板陆续出现；进入2005年，高温钛铝合金开始在更多领域走向产业化。
几乎是在同时，他们还开始了高铌钛铝合金的研究。该研究起点高、基础研究好，1990年首次在国际会议上发表相关论文，1991年取得了第一个合金发明专利，1993年就有媒体对这一合金系统进行了全面报道，目前他们已在该领域累计发表论文115篇。
"科技本身的发展是科技人员研发工作的推动力，国家需求是科研工作面临的机遇和挑战，而抓住机遇的能力，取决于人的素质及其科研工作的质量。"陈国良说，"对研究人员来说，创新首先是一种思维和意识，随时随处都能表现出来；又是一种自我要求和工作态度，是有人格、有水平、受人尊敬的学者应该具有的责任感；更是一种能力，这种能力来自扎实的基础、站在学术前沿高瞻远瞩的胸怀和眼光。"
他特别强调，创新的另一种能力是交流和合作，特别是与"学术高端"合作的能力。陈国良衷心希望，通过老一辈优秀科学家的言传身教，掌握这种能力的青年学者能越来越多
Nb-TiAl 金属间化合物研究现状-2000
论述了Nb-TiA1系金属间化合物在高温强度及抗氧化性方面已取得的进展。高熔点组元Nb提高了合金的熔点和有序温度，从而使合金的使用温度达到900°C以上。该体系合金显示出来的潜力具有代替Ni基合金的趋势。
一种高性能TiAl金属间化合物-2000
研究了一种高Nb TiAl基合金两种组织状态下的热压缩性能及高温抗氧化性能。结果表明，片层组织合金比双态组织合金具有较高的高温抗压强度和屈服强度，而塑性较差。Nb的加入有效地提高了TiAl合金的抗氧化性。
发动机用钛合金部件精密铸造工艺的研究-2001
对发动机用钛合金部件精密铸造工艺进行了研究，主要研究了蜡模的制备；低反应活性氧化物陶瓷型壳的制备；Ti-Al-Zr合金组织与性能。结果显示氧化物陶瓷型壳的性能，Ti-Al -Zr合金的组织与性能都达到了预期要求。
TiAl金属间化合物及其连接技术的研究进展-2002
近年来,TiAl金属间化合物由于其密度小、硬度大、耐高温、具有优良的抗氧化能力等独特的性能,因此越来越引起广泛的关注并得到了迅猛的发展.根据目前TiAl金属间化合物被认为是在航空、航天飞行器等军事和民用两者都具有广泛应用前景的高温结构材料,文中介绍了世界范围内TiAl金属间化合物研究发展现状.TiAl金属间化合物有效的运用必须要有可靠的连接技术,因此TiAl金属间化合物的连接问题是其实用化所要面临的问题之一.固态焊接是实现TiAl金属间化合物连接十分有效的方法.文中介绍了TiAl金属间化合物连接技术的发展现状,重点评述了TiAl金属间化合物固态焊接的研究状况,指出了需要深入研究的问题
高铌TiAl基合金热变形组织的均匀化-2003
研究了热加工和热处理对大尺寸高铌TiAl基合金组织均匀化的影响.结果表明,两次包套锻造能够有效地破碎大尺寸高铌TiAl基合金铸态组织.锻造过程中,铸态组织发生较大程度的动态再结晶,合金锻后组织经过热处理未出现残留的粗大的片层组织.合金在凝固中由于偏析形成的高温β相通过热加工和随后的热处理得到了有效的消除,热处理后所获的双态组织均匀且细小.
高铌钛铝合金的制备工艺-2004
研究了高铌TiAl金属间化合物的材料制备工艺。结果表明，感应凝壳熔炼时的合金收得率远远小于自耗熔炼时的合金收得率，因此在熔炼过程中损失主要来自于感应熔炼过程，而感应熔炼过程中合金的损失主要来自于凝壳大小及合金熔液挥发的多少；高铌TiAl合金的成分波动主要是由于凝壳大小波动造成的，感应熔炼完成后合金的Al含量取决于凝壳和合金溶液挥发对合金Al含量的共同影响效果；高铌TiAl合金在熔炼过程中，Nb的含量是在逐渐增加的。经过1200℃，24小时均匀化退火可以消除原始铸态组织的枝晶偏析.
高铌钛铝基合金板材的高温包套轧制-2004
采用高温包套轧制方法在普通轧钢轧机上首次成功的轧制出厚度为2.6 mm的高铌钛铝基合金板材.合金在轧制中的总变形量达到70％.板材表面质量良好,显微组织观察表明合金在轧制中发生了再结晶,但是变形后的组织并没有由于再结晶而明显细化.这主要是由于合金在轧制回炉保温和轧后随炉冷却过程中,长时间停留在高温区间,导致了合金晶粒的长大.
航空发动机用600℃高温钛合金的研究与发展-2005
综述了国内外600℃高温钛合金的发展历程及其应用.分析了各国600℃高温钛合金的成分特点、热加工工艺和组织特点等.提出了我国600℃高温钛合金的研究重点.
大尺寸高铌钛铝合金铸锭的组织-2006
通过金相、扫描电镜、投射电镜、X-射线和能谱等方法对真空自耗+真空自耗凝壳复合熔炼工艺制备的Ti-45％Al-(8～9)％Nb-(W,B,Y)(原子分数)合金大尺寸铸锭的组织进行了分析.结果表明,铸锭组织是由表面细小均匀和大部分存在微观偏析的γ/α2片层团和少量分布于片层团间的γ和β(B2)晶粒组成的近层片组织(NL).大部分组织含有明显的γ聚集区,片层团的尺寸为75μm,平均片层厚度为700 nm.β以不规则形状存在于片层团间或以片状和块状存在于片层团内.另外有大量长达60 μm的棒状和针状硼化物.
合金元素Y对高铌TiAl高温合金长期抗氧化性的影响-2006
研究不同含Y量对高铌TiAl合金在900℃恒温条件下,1000h的抗氧化性的影响.结果发现,从长期看,氧化速率、氧化膜结构以及氧化膜抗剥落能力均与Y含量有关.在900℃等温氧化条件下,0.4 at﹪Y含量能有效提高高铌TiAl合金的抗氧化性,而高Y含量对与抗氧化性的负面影响在氧化初始阶段已经十分明显.通过对氧化后样品SEM和EDS分析发现,适量Y元素的加入可以细化氧化物颗粒,促使合金表面形成连续Al2O3保护膜,提高氧化膜与合金基体的粘附性,从而提高高铌TiAl合金的高温长期抗氧化性.
航空用钛合金的研究与应用进展-2006
钛合金以其比强度高、耐腐蚀性好等特点在航空航天领域得到了广泛的应用.从高强钛合金(Ti-1023,Ti-15-3,(-21S,BT22,TB10)、高温钛合金(Ti-6242S,Ti-1100,IMI834,BT36,Ti-60)、阻燃钛合金(Alloy C,BTT-1,BTT-3,Ti-40)和损伤容限钛合金(Ti-6Al-4VELI,Ti-6-22-22S,TC21) 4个研究领域重点介绍了国内外航空用钛合金的研究和应用现状,分析了各领域典型航空用钛合金的成分、组织、性能等特点,并提供了钛合金发展的方向.
改善TiAl合金高温抗氧化性能的研究进展-2006
综述了改善TiAl合金高温抗氧化性能的近期研究进展,着重介绍了合金元素对TiAl合金高温抗氧化性能的影响、表面改性及抗氧化涂层对改善其高温抗氧化性能的作用等.综合来看,通过合金化并结合先进的表面防护方法是改善TiAl合金800℃以上高温抗氧化性能的非常有效的途径.
看来看去，从资料中现实高铌钛铝合金现阶段只能达到1000左右的工作温度，对动辄一千五六的先进的航空发动机的涡轮进气燃气温度甚至两千度的未来目标来说要走的路还长许多！不过作为我国首先开发出来的高铌钛铝合金先进材料未来还是有非常广阔的前进，现阶段也可以广泛运用到较低温度的发动机涡轮叶片或者其他先进发动机受热较低的位置的部件，利用其轻量化的先天优势对改进和发展我国的航空发动机都会产生非常大的促进作用！
前阵子不是说过了吗？
用处大大的:D :D
[:a13:] [:a13:] [:a13:] [:a13:] [:a13:] [:a1:] [:a1:]
稍微有点成绩就吹得不行，拿出一堆普通人看不懂的数据来显示有多么nb。结果回头发现要走的路还长得很。。。
船用燃气轮机应该能用的上，
国产化的D80用上这个估计不错
国产化的D80用上这个估计不错
看来看去，从资料中现实高铌钛铝合金现阶段只能达到1000左右的工作温度，对动辄一千五六的先进的航空发动机的涡轮进气燃气温度甚至两千度的未来目标来说要走的路还长许多！不过作为我国首先开发出来的高铌钛铝合金先进材料未来还是有非常广阔的前进，现阶段也可以广泛运用到较低温度的发动机涡轮叶片或者其他先进发动机受热较低的位置的部件，利用其轻量化的先天优势对改进和发展我国的航空发动机都会产生非常大的促进作用！
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F-119用的第三代单晶材料也就1000摄氏度多一点。
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F-119用的第三代单晶材料也就1000摄氏度多一点。
•对流冷却
这是最简单的冷却方式。最大冷却效果可达250℃以上。(见图13)
•气膜冷却
这是一种在被冷却的涡轮叶片表面上排气的冷却系统，当T大于1500～l 600K时，涡轮叶片均采用气膜冷却(见图15)。该冷却技术的效果可达650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方法。
3．2．1 多孔层板发散冷却
多孔层板发散冷却具有对流、冲击及气膜冷却的效果。用多孔层板发散技术制造的涡轮叶片由两片组成，夹层内部的冷却空气必须通过相当密集的锭状迷宫通道，而后才能从表面的排列孔冲出来，这一冷却过程使空气在金属叶片周围形成气膜，将叶片与高温燃气隔开，采用这种发散技术的叶片可承受高达2200-2477K的燃气温度，冷却气流可减少40％。
3. 2．2 发散冷却
发散冷却又称发汗冷却，是涡轮冷却技术的一种新发展。发散冷却涡轮叶片结构(见图18)，它是由高温合金多孔层板构造而成的空心叶片，高压冷却空气流团叶片内腔通过壁面的密集的细孔渗出并流到叶片外表面。在高温燃气与叶片表面之间形成一层完整连续的空穴隔热层，它既能使叶片表面与燃气完全隔开，又能吸收叶片表面部分热量，采用这种冷却方法，可使叶片材料温度接近于冷却空气温度，发散冷却效果可达800℃以上，可望用在未来新一代高性能发
4.1 典型的涂层
航空燃气涡轮发动机涡轮叶片的工作条件十分苛刻，很难用一种材料同时满足叶片所需的高温蠕变强度和抗高温氧化腐蚀性能，通常要用表面涂层提供防护能力。目前用于燃气涡轮叶片的涂层有两大类：扩散涂层和包覆涂层。扩散涂层表面富铝，铭或硅，可以生成保护性的A12O3，Cr20或SiO2等。包覆涂层的典型成分是MCrAlY(M＝Co，Nt，F6或它们的组合)。可用物理气相沉积(PVD)或等离子喷涂(PS)法制备。
有资料表明，蒸汽沉积的NiCoCrAlY复合涂层的抗氧化能力是单铝化物涂层的1.5倍，真空等离子的喷涂是它的2倍，真空等离子喷涂的NiCoCrAlY十(Si、Hf)涂层是它的5倍，Hf和Si能改善氧化铝的附着力并延缓氧化皮的增厚。
陶瓷热障涂层用作涡轮气冷叶片的隔热层，如10mil厚的氧化错涂层能使高温合金表面温度降低111—222C，若应用于第三代单晶合金并结合先进冷却技术，可降温350 C，从而可望使发动机的涡轮前温度超过1850K。
由电子束蒸发产生的气相沉积陶瓷涂层(EB—PVD)，可提供柱状陶瓷结构。它比等离子喷涂的涂层在剥落寿命方面提高一个数量级。
PWAl422叶片采用物理蒸气沉积法的PWA73涂层，PWA1480单晶涡轮叶片涂覆PWA270或采用Ni—CoCrAlY涂层，提高叶片的耐腐能力和抗氧化能力。
DD3单晶涡轮叶片、使用时采用Pt—A1涂层、大大提高了抗氧化腐蚀性能，对空气中拉伸，持久蠕变及高周疲劳性能水平不会产生有害影响，
4．2 发展趋势
新一代的涂层研究、主要集中在以下方面；
（1）多活性元素的复杂包覆涂层，人们正在研究多种活性元素的协同作用，以获得更好的涂层。
(2)扩散障涂层。无论扩散涂层还是包覆涂层，在高温下使用时，涂层与基体之间都有严重的互扩散，为了得到长期稳定性，必须发展扩散障涂层。
（3）梯度涂层，梯度涂层是指成分由外向内逐渐变化的涂层，成分可以呈梯状变化，也可以呈连续变化。典型的梯度涂层是：底层为与基体金属热膨胀系数相匹配的MCrAY和NiAl金属型涂层，最外层是抗氧化腐蚀性能优良的陶瓷
这是最简单的冷却方式。最大冷却效果可达250℃以上。(见图13)
•气膜冷却
这是一种在被冷却的涡轮叶片表面上排气的冷却系统，当T大于1500～l 600K时，涡轮叶片均采用气膜冷却(见图15)。该冷却技术的效果可达650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方法。
3．2．1 多孔层板发散冷却
多孔层板发散冷却具有对流、冲击及气膜冷却的效果。用多孔层板发散技术制造的涡轮叶片由两片组成，夹层内部的冷却空气必须通过相当密集的锭状迷宫通道，而后才能从表面的排列孔冲出来，这一冷却过程使空气在金属叶片周围形成气膜，将叶片与高温燃气隔开，采用这种发散技术的叶片可承受高达2200-2477K的燃气温度，冷却气流可减少40％。
3. 2．2 发散冷却
发散冷却又称发汗冷却，是涡轮冷却技术的一种新发展。发散冷却涡轮叶片结构(见图18)，它是由高温合金多孔层板构造而成的空心叶片，高压冷却空气流团叶片内腔通过壁面的密集的细孔渗出并流到叶片外表面。在高温燃气与叶片表面之间形成一层完整连续的空穴隔热层，它既能使叶片表面与燃气完全隔开，又能吸收叶片表面部分热量，采用这种冷却方法，可使叶片材料温度接近于冷却空气温度，发散冷却效果可达800℃以上，可望用在未来新一代高性能发
4.1 典型的涂层
航空燃气涡轮发动机涡轮叶片的工作条件十分苛刻，很难用一种材料同时满足叶片所需的高温蠕变强度和抗高温氧化腐蚀性能，通常要用表面涂层提供防护能力。目前用于燃气涡轮叶片的涂层有两大类：扩散涂层和包覆涂层。扩散涂层表面富铝，铭或硅，可以生成保护性的A12O3，Cr20或SiO2等。包覆涂层的典型成分是MCrAlY(M＝Co，Nt，F6或它们的组合)。可用物理气相沉积(PVD)或等离子喷涂(PS)法制备。
有资料表明，蒸汽沉积的NiCoCrAlY复合涂层的抗氧化能力是单铝化物涂层的1.5倍，真空等离子的喷涂是它的2倍，真空等离子喷涂的NiCoCrAlY十(Si、Hf)涂层是它的5倍，Hf和Si能改善氧化铝的附着力并延缓氧化皮的增厚。
陶瓷热障涂层用作涡轮气冷叶片的隔热层，如10mil厚的氧化错涂层能使高温合金表面温度降低111—222C，若应用于第三代单晶合金并结合先进冷却技术，可降温350 C，从而可望使发动机的涡轮前温度超过1850K。
由电子束蒸发产生的气相沉积陶瓷涂层(EB—PVD)，可提供柱状陶瓷结构。它比等离子喷涂的涂层在剥落寿命方面提高一个数量级。
PWAl422叶片采用物理蒸气沉积法的PWA73涂层，PWA1480单晶涡轮叶片涂覆PWA270或采用Ni—CoCrAlY涂层，提高叶片的耐腐能力和抗氧化能力。
DD3单晶涡轮叶片、使用时采用Pt—A1涂层、大大提高了抗氧化腐蚀性能，对空气中拉伸，持久蠕变及高周疲劳性能水平不会产生有害影响，
4．2 发展趋势
新一代的涂层研究、主要集中在以下方面；
（1）多活性元素的复杂包覆涂层，人们正在研究多种活性元素的协同作用，以获得更好的涂层。
(2)扩散障涂层。无论扩散涂层还是包覆涂层，在高温下使用时，涂层与基体之间都有严重的互扩散，为了得到长期稳定性，必须发展扩散障涂层。
（3）梯度涂层，梯度涂层是指成分由外向内逐渐变化的涂层，成分可以呈梯状变化，也可以呈连续变化。典型的梯度涂层是：底层为与基体金属热膨胀系数相匹配的MCrAY和NiAl金属型涂层，最外层是抗氧化腐蚀性能优良的陶瓷
以前存电脑忘了，前天无意中找到的文章节选
F-22用F-119-PW-100发动机的性能推断
F-119-PW-100的性能是美国空军高度保守的秘密。在Jane's及PrattWhitney公司的
公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外，其它一律不得而知。
不过对于美国这样的国家来说，高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言。
大家记得在七八十年代F-100的性能是公开大吹特吹的。F-16上的AN/APG-66，F-15上的
AN/APG-63，F-14上的AN/AWG-9，F-18上的AN/APG-65的探测，跟踪距离是见诸各杂志
的。那时美国以为它保险地拥有对苏联20年的技术差距，所以发动机，雷达上的性能介绍
都毫无保留。
但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如D-30，D-90，AL-31，雷达如N001，Zhuk
系列使美国意识到美俄技术差距根本没那么大。很多地方如AL-31的涡轮进口温度，耗油率
指标，N001探测距离等比美国同类产品要高，就逐渐地也学会了保密。各位谁见过公开的
AN/APG-68，-70，-71，-73，-77的性能数据？
首先涵道比。根据文献(1)，F-119-PW-100的涵道比是0.2。与Jane's报导的0.48大
不相同。我们认为0.2比较可信。这和超音速巡航对发动机的要求一致。
超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗
较高，但加力油耗较低，这一点可以清楚的从PW-1120与PW-1129的比较中看出。
这也与F-22所要求的非加力超音速巡航一致，因为如果涵道比大，在相同的总推力下
非加力推力就得减小。而这与非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比应该小于F-100-PW-
129A的0.36。而0.2我想是个非常适合的数字。这个数字也与公布的F-119的剖视图接
近。
2。非加力推力。
我估计在115到125千牛之间。道理比较简单。涵道比为0.36的F-100-PW-129A来说
其最大干推力尚能达到98千牛，涵道比为0.2的F-119的最大干推力就应该为110千牛，
因为两者的最大加力推力一样，同为156千牛。这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵
道的。另外文献(1)提到F-119的核心机流量是F-100-PW-100的两倍左右。这样的话最大干
推力就应为120千牛左右。还有，F-22不开加力，而仅仅使用最大干推力就能飞M1.6，这
一点也说明其推力应至少到115千牛量级。
3。油耗。
作为小涵道比发动机，最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机
高，而加力油耗较低。对比与F-119技术最接近的F-100-PW-129，参考PW-1120的加力油
耗，并考虑到F-119涡轮进口温度会适当提高，我们估计非加力油耗0.75-0.8Kg/小时Kg
力，而加力油耗1.8Kg/小时Kg力。这个数字0.75-0.8Kg/小时Kg比AL-31的0.67高出
15%，部分解释了为何F-22机内载油多SU-2720%，作战半径却少100公里。
4。涡轮前温。
由于F-119较F-100-PW-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却，估计应为1700-
1750K。
5。最大流量。
以核心机流量两倍于F-100-PW-100的核心机为基准，参考两者涵道比，最大流量为
145Kg/秒，这与156千牛的最大加力推力匹配很好，同时加深了我们对前面几组数据推测的
信心。
6。重量。
这是一个答案出乎人意料的问题。表面上看，F-119采用了级数很少的压气机，涡轮，
采用了合金C钛压气机静子，喷管，并且风扇，压气机采用了整体式的叶片-盘结构，减轻
了重量，所以重量应该不大。但是该机有一个我认为败笔的喷管设计，既不能两维运动，也
大大增加重量，还导致推力损失。F-100-PW-129A的重量是1860公斤，F-119核心机在其基
础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%，但加大的约25%的流量会加重25%，整体盘-叶
设计减重5%，合计核心机减重约20%，也就是说若非因为喷管，整机应该减重约13%，使F-
119推重比从F-100-PW-129A的8.56提高到9.8或10，正好是欧洲采用同等技术的EJ-200
的推重比。但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200Kg，使F-119的重量
恢复到约1800-1860Kg，推重比降为8.6-8.7。
这个数据准吗？
F-119-PW-100的性能是美国空军高度保守的秘密。在Jane's及PrattWhitney公司的
公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外，其它一律不得而知。
不过对于美国这样的国家来说，高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言。
大家记得在七八十年代F-100的性能是公开大吹特吹的。F-16上的AN/APG-66，F-15上的
AN/APG-63，F-14上的AN/AWG-9，F-18上的AN/APG-65的探测，跟踪距离是见诸各杂志
的。那时美国以为它保险地拥有对苏联20年的技术差距，所以发动机，雷达上的性能介绍
都毫无保留。
但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如D-30，D-90，AL-31，雷达如N001，Zhuk
系列使美国意识到美俄技术差距根本没那么大。很多地方如AL-31的涡轮进口温度，耗油率
指标，N001探测距离等比美国同类产品要高，就逐渐地也学会了保密。各位谁见过公开的
AN/APG-68，-70，-71，-73，-77的性能数据？
首先涵道比。根据文献(1)，F-119-PW-100的涵道比是0.2。与Jane's报导的0.48大
不相同。我们认为0.2比较可信。这和超音速巡航对发动机的要求一致。
超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗
较高，但加力油耗较低，这一点可以清楚的从PW-1120与PW-1129的比较中看出。
这也与F-22所要求的非加力超音速巡航一致，因为如果涵道比大，在相同的总推力下
非加力推力就得减小。而这与非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比应该小于F-100-PW-
129A的0.36。而0.2我想是个非常适合的数字。这个数字也与公布的F-119的剖视图接
近。
2。非加力推力。
我估计在115到125千牛之间。道理比较简单。涵道比为0.36的F-100-PW-129A来说
其最大干推力尚能达到98千牛，涵道比为0.2的F-119的最大干推力就应该为110千牛，
因为两者的最大加力推力一样，同为156千牛。这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵
道的。另外文献(1)提到F-119的核心机流量是F-100-PW-100的两倍左右。这样的话最大干
推力就应为120千牛左右。还有，F-22不开加力，而仅仅使用最大干推力就能飞M1.6，这
一点也说明其推力应至少到115千牛量级。
3。油耗。
作为小涵道比发动机，最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机
高，而加力油耗较低。对比与F-119技术最接近的F-100-PW-129，参考PW-1120的加力油
耗，并考虑到F-119涡轮进口温度会适当提高，我们估计非加力油耗0.75-0.8Kg/小时Kg
力，而加力油耗1.8Kg/小时Kg力。这个数字0.75-0.8Kg/小时Kg比AL-31的0.67高出
15%，部分解释了为何F-22机内载油多SU-2720%，作战半径却少100公里。
4。涡轮前温。
由于F-119较F-100-PW-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却，估计应为1700-
1750K。
5。最大流量。
以核心机流量两倍于F-100-PW-100的核心机为基准，参考两者涵道比，最大流量为
145Kg/秒，这与156千牛的最大加力推力匹配很好，同时加深了我们对前面几组数据推测的
信心。
6。重量。
这是一个答案出乎人意料的问题。表面上看，F-119采用了级数很少的压气机，涡轮，
采用了合金C钛压气机静子，喷管，并且风扇，压气机采用了整体式的叶片-盘结构，减轻
了重量，所以重量应该不大。但是该机有一个我认为败笔的喷管设计，既不能两维运动，也
大大增加重量，还导致推力损失。F-100-PW-129A的重量是1860公斤，F-119核心机在其基
础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%，但加大的约25%的流量会加重25%，整体盘-叶
设计减重5%，合计核心机减重约20%，也就是说若非因为喷管，整机应该减重约13%，使F-
119推重比从F-100-PW-129A的8.56提高到9.8或10，正好是欧洲采用同等技术的EJ-200
的推重比。但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200Kg，使F-119的重量
恢复到约1800-1860Kg，推重比降为8.6-8.7。
这个数据准吗？
根据PU大那个帖子，对此帖严重怀疑。
某贵宾批过这个消息，大意是这种东西十有八九是从国外买的贴牌货用来钓经费的。此贵宾说他已经审美疲劳了。
16号兄弟，以TG这学术腐败气愤来看，很有这可能
呵呵呵呵，诚信缺失，啥都要怀疑，啥都不可信了。什么世道。